張耀峰，張浩

（中國飛行試驗研究院發(fā)動機所，陜西 西安 710089）

1 前言

渦軸發(fā)動機的加速性試驗是國軍標(biāo)GJB243A-2004《航空燃?xì)鉁u輪動力裝置飛行試驗要求》規(guī)定的試驗科目之一，同時也是發(fā)動機研制總要求及試驗總案規(guī)定需要在性能試驗階段考核的試驗科目之一。渦軸發(fā)動機良好、可靠的加速能力直接關(guān)系著直升機旋翼、傳動系統(tǒng)和發(fā)動機控制系統(tǒng)的瞬態(tài)響應(yīng)特性，是直升機動力系統(tǒng)匹配性試驗的重要內(nèi)容。

當(dāng)今軍用直升機的任務(wù)要求是改進發(fā)動機控制響應(yīng)，以滿足改善轉(zhuǎn)速瞬態(tài)下垂特性、改進操縱品質(zhì)以及減少飛行員操縱負(fù)荷的要求。如美國黑鷹直升機進行發(fā)動機從0扭矩至95%中間功率狀態(tài)的加速試飛時，暴露出了旋翼下垂量大、發(fā)動機加速性差的問題。

為了滿足直升機日益增加的性能需求，需要分析直升機旋翼轉(zhuǎn)速瞬態(tài)下垂特性的形成機理，開展發(fā)動機瞬態(tài)扭矩響應(yīng)特性專項試驗。現(xiàn)代立體戰(zhàn)爭環(huán)境中，基于提高機動性和生存力的需要，直升機經(jīng)常要進行垂直躍升、下降，解除/重新隱蔽，地形跟蹤、駝峰交叉，快速推拉桿加減速等機動飛行，以便在時間上快速響應(yīng)和空間上躲避障礙，從而提高空中格斗性能和戰(zhàn)場生存性能。因此，直升機配裝的渦軸發(fā)動機需要在很短的時間內(nèi)產(chǎn)生很大的功率變化，這對直升機/發(fā)動機一體化設(shè)計與飛行試驗驗證提出了更高的要求。

研制總要求中規(guī)定的加速性指標(biāo)通常在臺架條件下考核，但臺架無法反映真實裝機飛行條件下直升機旋翼負(fù)載變化對發(fā)動機加速性的影響，對于指標(biāo)的考核不夠充分。而以往的飛行試驗中大多將旋翼、傳動系統(tǒng)與發(fā)動機割裂開來單獨作為研究對象，很少進行實戰(zhàn)使用特征下的直升機動力系統(tǒng)瞬態(tài)響應(yīng)特性的試驗方法探索。常規(guī)發(fā)動機加速性試飛考核方法的局限性日益突顯，主要體現(xiàn)在：（1）國軍標(biāo)推薦的加速性試飛方法，著重考核直升機平飛過程中渦軸發(fā)動機的加速性，加速區(qū)間不能滿足研制總要求規(guī)定的考核區(qū)間；（2）直升機機動性試飛中雖對瞬態(tài)響應(yīng)特性提出要求（懸停總距動態(tài)響應(yīng)、減速到?jīng)_刺等科目），但偏重于近地面考核，對直/發(fā)動態(tài)匹配性考核不夠充分。

為了解決上述問題，有必要進行渦軸發(fā)動機的加速性試飛方法研究，將研究對象從孤立發(fā)動機轉(zhuǎn)為直升機動力系統(tǒng)，將基于總距變化的加速性考核傳統(tǒng)思路逐漸向基于總距+負(fù)載變化的加速性考核思路轉(zhuǎn)變。如文獻[10-12] 針對配裝T700發(fā)動機的AH-64A直升機和HH-60A直升機的直升機機體/發(fā)動機瞬態(tài)響應(yīng)特性進行了研究，其中就包含旋翼自轉(zhuǎn)退出狀態(tài)下的研究工作。文獻[13] 對直升機自轉(zhuǎn)訓(xùn)練過程中的發(fā)動機調(diào)節(jié)規(guī)律進行了研究。

本文在傳統(tǒng)加速性試飛方法的基礎(chǔ)上，融入直升機機動動作，設(shè)計了一種渦軸發(fā)動機大區(qū)間加速性試飛方法，并進行了試飛驗證，探索發(fā)動機瞬態(tài)響應(yīng)特性。

2 研究對象

研究對象為某小功率級別渦軸發(fā)動機，由減速齒輪系和主功率輸出、附件驅(qū)動齒輪組、環(huán)形進氣、單級離心式壓氣機、環(huán)形回流燃燒室、單級軸流式渦輪、同心傳動軸、尾噴管等組成。采用全權(quán)限數(shù)字式電子控制系統(tǒng)，配裝某1.7t級單發(fā)直升機后，由于傳動系統(tǒng)扭矩限制，起飛功率狀態(tài)降低約15%（相比臺架起飛功率）。

試飛載機為某5座型單發(fā)輕型直升機，最大飛行重量1.7t，最大飛行高度6000m，結(jié)構(gòu)形式為單旋翼帶涵道式尾槳，配備滑橇式起落架，機體為金屬結(jié)構(gòu)。

在發(fā)動機試車臺上通過油門桿改變供油量，從而控制發(fā)動機狀態(tài)變化，而發(fā)動機裝機后的操縱與控制不可避免地與直升機產(chǎn)生交聯(lián)，機理更為復(fù)雜。

直升機/發(fā)動機綜合控制是以功率控制為中心進行的，目的是使發(fā)動機輸出功率適應(yīng)直升機飛行需用功率，做到準(zhǔn)確的功率供需平衡。由于旋翼慣性大，當(dāng)CLP（總距桿位置）快速變化時，若僅依賴保持旋翼轉(zhuǎn)速恒定的回路調(diào)節(jié)，易引發(fā)較大的轉(zhuǎn)速超調(diào)。因此，采用了總距前饋補償機制，當(dāng)CLP變化時，提前改變發(fā)動機供油量，減少轉(zhuǎn)速超調(diào)和狀態(tài)變化時間。

通過調(diào)節(jié)總距前饋補償機制相關(guān)參數(shù)，總距桿位置驅(qū)動的發(fā)動機加減速一般能夠滿足使用需求，但試飛考核中，往往忽略了需用功率變化引起的發(fā)動機狀態(tài)瞬態(tài)變化。

3 試驗設(shè)計

對于單發(fā)直升機來說，任意飛行工況下均采用一臺渦軸發(fā)動機提供全部動力，對發(fā)動機的工作可靠性提出了更高要求，對于大區(qū)間加速能力的試飛驗證也更為迫切。

渦軸發(fā)動機的瞬態(tài)響應(yīng)特性探邊摸底試驗的考核目的在于，確保發(fā)動機正常工作的條件下在盡可能短的時間內(nèi)實現(xiàn)盡可能多的功率狀態(tài)變化。因此，試驗設(shè)計的目的主要為兩方面：擴展發(fā)動機狀態(tài)區(qū)間，加快狀態(tài)變化速率，此外還應(yīng)關(guān)注發(fā)動機工作環(huán)境的要求。

對于發(fā)動機狀態(tài)區(qū)間，國軍標(biāo)推薦的常規(guī)加減速試飛方法的區(qū)間下限為直升機久航速度對應(yīng)扭矩，區(qū)間上限為0.9倍Vcmax（最大巡航速度）對應(yīng)扭矩。在直升機真實飛行過程中，穩(wěn)定下滑（包括穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下滑）時，發(fā)動機狀態(tài)通常低于直升機久航速度對應(yīng)扭矩甚至接近于零扭矩。區(qū)間上限受制于直升機傳動系統(tǒng)、多發(fā)匹配或振動水平等因素限制，基于直升機平飛性能曲線，在小速度極限（懸停）和大速度極限（Vcmax）時發(fā)動機狀態(tài)達到最大，此外，在劇烈操縱時，也可能使發(fā)動機達到瞬時大狀態(tài)。

加快發(fā)動機狀態(tài)變化速率應(yīng)考慮兩方面因素，一是依據(jù)數(shù)控系統(tǒng)總距-油門的前饋補償機制，總距桿移動速率越快，燃油流量變化速率越快；二是依據(jù)動力渦輪恒轉(zhuǎn)速的控制目標(biāo)，直升機需用功率大幅度增加時，同樣需要快速供油。在常規(guī)加減速試飛過程中，忽略了直升機需用功率變化引起的發(fā)動機瞬態(tài)響應(yīng)情況，因此，在試驗設(shè)計時，應(yīng)多注重“總距+負(fù)載”雙重因素變化時發(fā)動機的瞬態(tài)響應(yīng)特性考核。

工作環(huán)境除了常規(guī)的大氣壓力、大氣溫度、臺架/裝機環(huán)境、功率提取條件，還應(yīng)考慮動力渦輪轉(zhuǎn)速偏離的特殊情況。動力渦輪轉(zhuǎn)速偏離基本出現(xiàn)在直升機的大過載大機動飛行過程中，如模擬自轉(zhuǎn)下滑改出、俯沖拉起、平飛躍升、減速到?jīng)_刺、急拉桿/急推桿等。

基于上述分析，加速下限可將直升機置于模擬自轉(zhuǎn)下滑姿態(tài)，加速上限可將直升機置于大速度平飛或小速度平飛（懸停）姿態(tài)，配合由慢及快的操縱速率，逐步形成發(fā)動機大區(qū)間加速性試飛方法。

2017年，中國飛行試驗研究院借鑒美國ADS-1B標(biāo)準(zhǔn)的試飛方法要求，設(shè)計了一種“模擬自轉(zhuǎn)→大速度平飛”的加減速考核方法，具體飛行過程為“平飛→下滑→自轉(zhuǎn)→改出+推桿→平飛加速”，配裝在某大功率級別渦軸發(fā)動機的某10t級直升機型號試飛過程中實現(xiàn)了發(fā)動機從零扭矩到大狀態(tài)的加速性考核。對比常規(guī)加減速方法的區(qū)間下限為久航速度對應(yīng)扭矩，該方法極大地擴展了區(qū)間下限，并且實現(xiàn)了旋翼-傳動系統(tǒng)-發(fā)動機整個動力系統(tǒng)過渡態(tài)的一體化考核。試驗曲線與常規(guī)加減速的對比如圖1所示，試驗結(jié)果對比如表1所示。遺憾的是，該大功率渦軸發(fā)動機搭配雙發(fā)直升機，受制于雙發(fā)功率限制，加速區(qū)間上限較低，同時試飛時出于安全考慮，操縱動作較為柔和，提距時間約13s，遠不能滿足發(fā)動機瞬態(tài)響應(yīng)特性的驗證需求，并且未能開展進一步優(yōu)化探索，如擴展區(qū)間上限（增大直升機重量、增大平飛速度等）、增加瞬態(tài)程度（提高總距、周期變距桿等操縱速率）。

表1 某大功率渦軸發(fā)動機不同加速性試飛方法對比

圖1 某大功率渦軸發(fā)動機加速性試飛曲線對比

借鑒該大功率渦軸發(fā)動機的試飛經(jīng)驗，小功率渦軸發(fā)動機在進行大區(qū)間加速性試飛設(shè)計時，著重考慮了區(qū)間上限的突破和操縱速度的突破。在突破區(qū)間上限方面，考慮到模擬自轉(zhuǎn)改出后再加速至大速度所需時間較長，參考自轉(zhuǎn)著陸操作流程，更改為自轉(zhuǎn)改出過程中減速至懸停，即在空中實現(xiàn)模擬自轉(zhuǎn)著陸。在突破操縱速度方面，考慮到大功率渦軸發(fā)動機試飛時自轉(zhuǎn)下滑改出動作相對柔和，在小功率渦軸發(fā)動機試飛時，直接參考自轉(zhuǎn)著陸操作流程，配合機身的俯仰姿態(tài)變化，在單向離合器重新嚙合瞬間就產(chǎn)生大量的負(fù)載需求，配合總距操縱，實現(xiàn)發(fā)動機狀態(tài)的快速變化。最終，設(shè)計了一套“模擬自轉(zhuǎn)→懸?！钡拇髤^(qū)間加速性試飛方法，試驗過程示意圖如圖2所示。

圖2 “模擬自轉(zhuǎn)→懸?！钡拇髤^(qū)間加速性試飛過程示意圖

為了獲取渦軸發(fā)動機在目標(biāo)高度Hp0的加速性，設(shè)計了“模擬自轉(zhuǎn)→懸?！钡拇髤^(qū)間加速性試飛方法，具體操縱流程如下：

（1）直升機爬升至目標(biāo)高度Hp0+200m后改平，以久航速度保持穩(wěn)定平飛，做好自轉(zhuǎn)下滑飛行前準(zhǔn)備。

（2）緩慢下放總距桿，使旋翼轉(zhuǎn)速Nr大于動力渦輪轉(zhuǎn)速Np，單向離合器與發(fā)動機脫開，直升機進入自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)。

（3）調(diào)整周期變距桿，保持均勻的前飛速度和下降率，進行穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下滑，過程中需保持旋翼轉(zhuǎn)速在綠區(qū)范圍內(nèi)。

（4）直升機穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下滑至最佳拉平高度（若無規(guī)定，推薦從Hp0+40m開始訓(xùn)練，多次訓(xùn)練后得到該高度準(zhǔn)確值）時，向后拉桿，開始拉平直升機，減少前飛速度和下降率，操縱腳蹬保持航向（此時直升機獲得較大俯仰角，旋翼轉(zhuǎn)速上升，注意不能超限）。

（5）拉平效果消失后（即下降率不再降低時），開始上提總距桿，繼續(xù)降低下降率。

（6）直升機不再下降高度時（此時直升機應(yīng)處于Hp0高度，下降率基本為0），繼續(xù)上提總距桿，并向前推桿，操縱腳蹬保持航向，推平直升機，減小直升機的俯仰角（在推平提距過程中，單向離合器與發(fā)動機重新嚙合，發(fā)動機在較短時間內(nèi)完成0扭矩至大功率狀態(tài)的加速過程）。

（7）直升機姿態(tài)平穩(wěn)后，操縱直升機繼續(xù)飛行。

（8）重復(fù)進行步驟（1）～（7）若干次，經(jīng)多次訓(xùn)練獲取最佳拉平高度、最佳拉平俯仰角、最佳推平速率和最佳提距速率，形成渦軸發(fā)動機從0扭矩加速至最大連續(xù)狀態(tài)或起飛狀態(tài)的準(zhǔn)確操縱程序。

4 試飛實施與結(jié)果

配裝小功率渦軸發(fā)動機的單發(fā)直升機開展了“模擬自轉(zhuǎn)→懸?！钡陌l(fā)動機大區(qū)間加速性試飛，通過多次試驗給出推薦的拉平高度為目標(biāo)高度+30m、拉平俯仰角為27°、推平速率為9°·s-1、提距速率15%·s-1。

選取1次最佳試驗操縱程序描述如下：

（1）直升機正常起飛，爬升至氣壓高度Hp=560m后改平，以Vi=120km·h-1保持穩(wěn)定平飛；

（2）t1時刻，緩慢下放總距桿，在t2時刻，旋翼轉(zhuǎn)速Nr大于動力渦輪轉(zhuǎn)速Np，單向離合器與發(fā)動機脫開，直升機進入自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)；

（3）直升機保持均勻的前飛速度130km·h-1和下降率8m·s-1，進行穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下滑；

（4）t3時刻，直升機穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下滑至Hp=280m，向后拉桿（1s內(nèi)向后移動2.4°），開始拉平直升機，減少前飛速度和下降率，操縱腳蹬保持航向，直升機俯仰角在4s內(nèi)增加到27°，下降率在4s內(nèi)降低至0，前飛速度在8s內(nèi)降低至42km·h-1；

（5）t4時刻，向后拉桿的拉平效果消失，開始上提總距桿（0.5s內(nèi)由最低位上提至12%），繼續(xù)降低下降率；

（6）t5時刻，直升機不再下降高度，此時，直升機處于Hp=250m高度，繼續(xù)上提總距桿（3s內(nèi)由13%上提至59%），并向前推桿（0.5s內(nèi)向前移動4.7°），操縱腳蹬保持航向，推平直升機，直升機俯仰角在5s內(nèi)由27.9°降低至0°，在此過程中，單向離合器與發(fā)動機重新嚙合，發(fā)動機在3s內(nèi)由0扭矩加速至起飛狀態(tài)（79.6%扭矩），完成了大區(qū)間加速性試飛驗證。試驗中未出現(xiàn)超溫、喘振等異?，F(xiàn)象，試驗中動力渦輪轉(zhuǎn)速超調(diào)量在±8%以內(nèi)，恢復(fù)時間在5s以內(nèi)；

（7）t6時刻，直升機姿態(tài)平穩(wěn)。小功率渦軸發(fā)動機大區(qū)間加速性試飛曲線如圖3所示；與常規(guī)加速性試飛的結(jié)果對比，如表2所示；加速區(qū)間對比，如圖4所示?？梢钥吹?，“模擬自轉(zhuǎn)→懸?！钡拇髤^(qū)間加速性試飛方法實現(xiàn)了發(fā)動機在3s時間內(nèi)從0扭矩至起飛功率的加速性驗證，極大地擴大了常規(guī)加減速考核方式的加速區(qū)間，通過試飛考核了研制總要求指標(biāo)的符合性，是常規(guī)加減速考核方式的有力補充。同時該方法能夠擴展到不同飛行高度，獲取不同使用環(huán)境條件下發(fā)動機大區(qū)間加速性的性能底數(shù)，也能支撐GJB 243A和GJB 5883中關(guān)于渦軸發(fā)動機加減速試飛方法的修訂。

表2 小功率渦軸發(fā)動機不同加速性試飛方法對比

圖3 小功率渦軸發(fā)動機不同加速性試飛曲線對比

圖4 不同加速性試飛方法的加速區(qū)間對比

5 結(jié)語

通過基于能力的渦軸發(fā)動機大區(qū)間加速性試飛方法設(shè)計與試飛驗證，得到以下結(jié)論。

（1）“模擬自轉(zhuǎn)→懸?！钡陌l(fā)動機大區(qū)間加速性試飛方法擴展了傳統(tǒng)加速性試飛方法的加速區(qū)間，能夠滿足研制總要求中關(guān)于加速性指標(biāo)的考核。

（2）大區(qū)間加速性試飛方法耦合了直升機機動飛行動作，檢查了直升機旋翼負(fù)載變化時渦軸發(fā)動機的瞬態(tài)響應(yīng)特性，突出了實戰(zhàn)化考核特征。

（3）大區(qū)間加速性試飛方法可推廣至其他使用環(huán)境，推廣至其他渦軸發(fā)動機型號試飛，可作為國軍標(biāo)中關(guān)于加速性的試飛方法修訂的依據(jù)。